[實用新型]用于軸對稱通氣模型氣動力測量試驗裝置的假尾支撐

有效

• 申請號: 202020479426.0
• 申請日: 2020-04-03
• 公開（公告）號: CN211504600U
• 公開（公告）日: 2020-09-15
• 發明（設計）人: 向立光;舒海峰
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心超高速空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;G01M9/06;G01M9/08
• 代理公司: 北京遠大卓悅知識產權代理事務所(普通合伙) 11369
• 代理人: 賈曉燕

本實用新型公開了一種用于軸對稱通氣模型氣動力測量試驗裝置的假尾支撐，包括：環狀支桿，其內部中空；所述環狀支桿的前段上沿軸向上下左右均勻布置4個條狀泄流孔；整流錐，其包括一體組成的第一圓錐段和第一圓柱段；所述第一圓錐段和第一圓柱段均設置在環狀支桿的內部以實現柱面配合連接；所述第一圓柱段的后段沿軸向均勻設置四個凹槽；所述環狀支桿與第一圓柱段的四個凹槽可拆卸頂緊連接；轉接套，其套設在環狀支桿的后段上，并與環狀支桿可拆卸頂緊連接。

技術領域

本實用新型涉及一種用于軸對稱通氣模型氣動力測量試驗裝置的假尾支撐，屬于風洞試驗技術領域。

背景技術

目前常用的吸氣式飛行器的結構形式主要有兩種：一種是升力體構型，飛行器整體呈較為扁平的面對稱結構，最具代表性的是美國的X-43A；另一種是軸對稱構型，進氣道位于飛行器前體壓縮面的下方，從進氣道之后的內流道(從隔離段道噴管出口)均為軸對稱構型。

無論對于升力體構型還是軸對稱構型的飛行器而言，由于推進系統的尾噴管都占據了飛行器尾部的大部分空間，剩余空間不能滿足風洞試驗模型支撐裝置的安裝需求。因此，必須對飛行器尾部(噴管出口)進行適當改型。

針對升力體構型，曾采用過兩種尾部改型方法：

一是不改變尾噴管擴張角，模型支桿直接穿過噴管，為避免模型與支桿直接接觸影響天平測量結果，噴管與支桿之間需保留一定的縫隙。試驗結果表明，由于尾噴管附近的氣流壓力較高，而模型內腔壓力低，外部氣流通過噴管與支桿之間的縫隙向模型內腔倒灌，改變了噴管壁面的壓力分布，嚴重影響氣動特性的測量精準度，難以采用CFD方法進行修正。

二是避免破壞噴管型面，改變尾噴管擴張角，從而有效克服了方法一的弊端。型面改變造成的氣動特性變化可以通過CFD或設計其它試驗的方法進行修正。經過多年的實踐證明，這一方法是有效的。

對于軸對稱構型飛行器而言，直接采用上述方法二，天平和支桿只能偏置于內流道上側，天平和支桿的尺寸受到嚴格限制，可能導致支撐裝置的剛度不足；另一方面，內流道下側的空間則沒有得到有效利用。

采用背支撐方式，可以避免破壞尾噴管型面。但由于背支撐的存在，導致背支撐之后的模型流場被破壞，對氣動特性的影響更大。因此，主要的試驗數據依然是采用尾支撐方式獲得。而采用尾支撐，必須對尾噴管進行改型。尾支撐的存在和尾噴管的改型改變了模型的氣動特性，必須設法扣除尾支撐的存在和尾噴管的改型造成的模型氣動特性影響量。

因此，探索一種適用于背支撐-假尾支撐的軸對稱通氣模型的氣動力測量試驗裝置準確模擬尾支撐的影響和尾噴管的改型對今后在高超聲速風洞中開展此類試驗消除尾支撐的存在和尾噴管的改型造成的模型氣動特性影響具有重要意義。

實用新型內容

本實用新型的一個目的是解決至少上述問題和/或缺陷，并提供至少后面將說明的優點。

為了實現根據本實用新型的這些目的和其它優點，提供了一種用于軸對稱通氣模型氣動力測量試驗裝置的假尾支撐，包括：

環狀支桿，其內部中空；所述環狀支桿的前段上沿軸向上下左右均勻布置4個條狀泄流孔；

整流錐，其包括一體組成的第一圓錐段和第一圓柱段；所述第一圓錐段和第一圓柱段均設置在環狀支桿的內部以實現柱面配合連接；所述第一圓柱段的后段沿軸向均勻設置四個凹槽；所述環狀支桿與第一圓柱段的四個凹槽可拆卸頂緊連接；

轉接套，其套設在環狀支桿的后段上，并與環狀支桿和第一圓柱段的四個凹槽可拆卸頂緊連接。

優選的是，所述轉接套與環狀支桿的可拆卸頂緊連接的方式為：在轉接套上設置呈“X”字形布置的四個轉接套螺紋孔，在四個轉接套螺紋孔內連接螺釘Ⅰ，使螺釘Ⅰ頂緊于環狀支桿的外壁，實現轉接套與環狀支桿的可拆卸頂緊連接。